Жидкостный ракетный двигатель
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено при создании жидкостных ракетных двигателей многоразового использования. Целью изобретения является повышение надежности за счет увеличения ресурса камеры. Двигатель состоит из камеры 1 с каналами наружного 2 и внутреннего 3 охлаждения турбины 4, насоса 5 окислителя, насоса 6 горючего, газогенератора 7, регулятора 8 тяги, установленного в магистрали 9 подачи горючего газогенератор 7, регулятора 10 соотношения компонентов, установленного в магистрали 11 подвода горючего на охлаждение камеры 1, регулятора 12 расхода, установленного в магистрали 13 подвода горючего к каналам внутреннего охлаждения камеры 1. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и двигателестроению и может быть применено при создании жидкостных ракетных двигателей многоразового использования. Известен ракетный двигатель с регенеративной системой охлаждения камеры, внутри каждого канала охлаждения которой образовано по меньшей мере одно выступающее ребро, предназначенное для усиления теплоотвода от стенки камеры. Однако данное техническое решение не позволяет устранять появление термических напряжений во внутренней стенке камеры, вызванных изменением теплового состояния стенок камеры из-за регулирования двигателя по каналам тяги и соотношения компонентов. Наиболее близким по технической сути (прототипом) к предлагаемому изобретению является жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру с каналами наружного и внутреннего охлаждения, турбонасосную систему подачи компонентов, газогенератор, агрегаты управления расходом компонентов и магистрали подвода охлаждающего компонента к каналам охлаждения камеры. Хотя в данном двигателе и обеспечивается тепловой режим работы конструкции камеры за счет использования каналов внутреннего охлаждения, создающих пояса жидкостной завесы внутренней стенки охлаждающим компонентом, однако камера этого двигателя не защищена от возникающих термических напряжений во внутренней стенке, вызванных изменением теплового состояния конструкции камеры из-за регулирования двигателя в полете по каналам тяги и соотношения компонентов. В результате совместного деформирования стенок камеры в их материале возникают большие термические напряжения, которые способны вызвать многократные нагружения конструкции и увеличить долю накапливаемых за каждый цикл повреждений, что приводит к резкому падению ресурса камеры, а значит, и к снижению ее надежности. Целью изобретения является повышение надежности за счет увеличения ресурса камеры. Цель достигается тем, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру с каналами наружного и внутреннего охлаждения, турбонасосную систему подачи компонентов, газогенератор, агрегаты управления расходом компонентов и магистрали подвода охлаждающего компонента к каналам охлаждения камеры, снабжен регулятором расхода, установленным в магистрали подвода охлаждающего компонента к каналам внутреннего охлаждения. На чертеже изображен предлагаемый жидкостный ракетный двигатель. Двигатель содержит камеру 1 с каналами наружного 2 и внутреннего 3 охлаждения, турбонасосную систему подачи компонентов, включающую турбину 4, насос 5 окислителя, насос 6 горючего, газогенератор 7, регулятор 8 тяги, расположенный в магистрали 9 подачи горючего в газогенератор 7, регулятор 10 соотношения компонентов, расположенный в магистрали 11 подвода горючего на охлаждение камеры 1, и регулятор 12 расхода, установленный в магистрали 13 подвода горючего к каналам внутреннего охлаждения. Двигатель работает следующим образом. В процессе функционирования двигатель отрабатывает многочисленные команды от системы управления по регулированию тяги и соотношения компонентов. Регулирование двигателя изменяет расход и температуру потоков продуктов сгорания и охлаждающего компонента в камере 1 что вызывает отклонение от установившихся значений условий теплоподвода к внутренней стенке камеры и условий теплоотвода от нее, что приводит к изменению температур внутренней и наружной стенок камеры. В этот момент включается в работу регулятор 12 расхода в магистрали 13 подвода горючего к каналам 3 внутреннего охлаждения, создающим пояса жидкостной завесы внутренней стенки, который работает в зависимости от команд системы управления двигателя, формируемых таким образом, чтобы парировать изменения условий теплоподвода к внутренней стенке, вызванные регулированием двигателя, изменением расхода горючего на жидкостную завесу. Указанное изменение расхода на жидкостную завесу изменяет температуру продуктов сгорания в пристеночном слое и, соответственно, влияет на температуру внутренней (огневой) стенки камеры. Из вышеизложенного видно, что регулятор 12 расхода осуществляет стабилизацию теплового и напряженного состояния конструкции камеры 1, что уменьшает скачки термических напряжений во внутренней стенке камеры, исключает многократные нагружения конструкции и уменьшает накапливаемые повреждения во внутренней стенке, что в целом увеличивает ресурс камеры, а значит, и повышает надежность двигателя. Таким образом, в результате работы предлагаемого регулятора расхода в магистрали подвода охлаждающего компонента к каналам внутреннего охлаждения камеры отрицательное воздействие термических напряжений, вызванных регулированием двигателя по тяге и соотношению компонентов, будет сведено до незначительного уровня путем стабилизации теплового и напряженного состояния конструкции камеры. Это даст ощутимый положительный эффект, заключающийся в увеличении ресурса, а значит, и в повышении надежности жидкостного ракетного двигателя. С наибольшим эффектом предлагаемый жидкостный ракетный двигатель может быть использован в двигательных установках многоразового использования (межорбитальные буксиры, средства выведения).
Формула изобретения
Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру с каналами наружного и внутреннего охлаждения, турбонасосную систему подачи, газогенератор, агрегаты управления расходом компонентов и магистрали подвода охлаждающего компонента к каналам охлаждения камеры, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности за счет увеличения ресурса камеры, он снабжен регулятором расхода, установленным в магистрали подвода охлаждающего компонента к каналам внутреннего охлаждения.РИСУНКИ
Рисунок 1MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Номер и год публикации бюллетеня: 23-2001
Извещение опубликовано: 20.08.2001
